HAN基无毒单组元发动机热控研究

发布时间：2021-05-25 13:01

　　为使某HAN基无毒单组元发动机正常工作,需采用一种高效的热控方式,保证点火前其催化床温度在200℃之上（远高于传统单组元发动机的点火温度）。以该HAN基发动机为研究对象,在制定的热控方案基础上,建立有限元模型,采用I-DEAS/TMG软件对该发动机各部件温度进行计算,之后按照产品状态进行发动机真空热试验,获取发动机重点部位的温度数据。结果表明:除前床后部外,其余位置温度测点的热分析和试验温度误差均小于4℃,认为两者吻合较好,有限元模型可用于之后的在轨温度预示等工作;该HAN基发动机身部采用安装一种新型铠装加热丝组件,而后覆盖不锈钢箔的热控方式,结合支架的镂空结构设计,满足发动机工作的温度要求。 

【文章来源】：火箭推进. 2020,46(04)

【文章页数】：8 页

【文章目录】：
0 引言
1 热控设计关键难点分析
    1.1 某HAN基无毒单组元发动机结构
    1.2 热控条件和要求
    1.3 发动机结构特点和热控设计难点
        1.3.1 发动机尺寸小、结构紧凑
        1.3.2 喷注器温度不宜过高
        1.3.3 电磁阀耐受温度有限,身部加热功率不宜过高
2 热控方案
    2.1 导热路径以及对策
    2.2 热控方案
3 电加热器分析和研制
4 发动机热分析
    4.1 几何模型
    4.2 网格化、热耦合及边界条件
    4.3 热分析结果
5 热控设计试验验证
    5.1 温度测点布置
    5.2 试验件和试验台状态
    5.3 试验结果分析
        5.3.1 低温工况试验以及验证
            5.3.1.1 试验结果
            5.3.1.2 试验和热分析对比
            5.3.1.3 数值仿真和试验误差原因
                1)边界条件误差。
                2)试验状态与有限元模型存在差别。
                3)简化模型中套筒结构。
        5.3.2 高温工况试验
6 结论


【参考文献】：
期刊论文
[1]一种HAN基单元推进剂及催化分解性能研究[J]. 鲍世国,公绪滨,陈艺,申连华,方涛.  火箭推进. 2018(02)
[2]C/SiC复合材料在高能HAN发动机上应用研究[J]. 刘俊,潘一力,李伟,魏燕,李慧.  火箭推进. 2017(05)
[3]无毒单元发动机催化燃烧过程可视化试验研究[J]. 刘俊,刘川.  导弹与航天运载技术. 2017(03)
[4]HAN基无毒单组元1N发动机设计研究[J]. 刘川,赵峰,刘俊.  上海航天. 2016(04)
[5]国外空间推进技术现状和发展趋势[J]. 杭观荣,洪鑫,康小录.  火箭推进. 2013(05)
[6]内加热式N2O单组元推力器预热过程仿真与试验[J]. 吴靖,孙威,蔡国飙.  航空动力学报. 2013(03)
[7]可用于替代肼的2种绿色单组元液体推进剂HAN、ADN[J]. 陈兴强,张志勇,滕奕刚,于海成,初白玲,桂林.  化学推进剂与高分子材料. 2011(04)
[8]N2O单组元推力器预热过程有限元分析[J]. 孙威,方杰,张佳,李乐,蔡国飙.  航空动力学报. 2009(09)
[9]小推力单元肼推力器温度场数值分析 （I）实验验证和保温套筒对温度场影响探析[J]. 汪琼华,汤建华,洪鑫,李小芳,姜文龙,朱智春.  火箭推进. 2007(01)
[10]单组元发动机推力室在轨温度数值仿真[J]. 沈军,刘伟强,汤建华.  推进技术. 2003(03)



本文编号：3205386